劉 磊，張慶祥，王 立，薛玉雄，楊生勝，安 恒

（1.北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京100094；2.蘭州物理研究所 真空低溫技術(shù)與物理重點實驗室，蘭州730000）

0 引言

電推進器具有比沖高、壽命長、控制精度高和能重復(fù)啟動等優(yōu)點，在衛(wèi)星姿態(tài)控制、位置保持、軌道轉(zhuǎn)移和深空探測等任務(wù)中具有廣闊的應(yīng)用前景。美國、歐空局、俄羅斯和日本等航天大國或機構(gòu)都在加強電推進技術(shù)的研究工作[1-3]。根據(jù)加速工質(zhì)方式的不同，電推進可分為電熱式、靜電式和電磁式3種。

圖1所示的是離子推進器和霍爾推進器，是當前被廣泛應(yīng)用的兩種。離子推進器（如圖1(a)所示）是采用熱電子碰撞的方式將推進劑（汞或氙）電離，電離氣體中的離子在電場作用下被加速噴出以產(chǎn)生推力。離子推進器在輸入功率為幾kW的范圍內(nèi)具有很好的工作特性，被廣泛用于深空探測和衛(wèi)星姿態(tài)保持，例如美國NASA的“深空一號”（Deep Space 1）探測器采用離子推進器作為主推進器[4]。霍爾推進器（如圖1(b)）是利用霍爾效應(yīng)使電子和離子分離，被磁場束縛的電子用來電離工質(zhì)產(chǎn)生離子，離子在電場加速下噴出以產(chǎn)生推力。2002年，歐洲發(fā)射的SMART-1月球探測器以霍爾推進器作為主推進系統(tǒng)[5]。

圖1 離子推進器和霍爾推進器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of ion thruster and Hall thruster

電推進器工作時會在航天器周圍局部空間內(nèi)產(chǎn)生人工羽流環(huán)境。羽流對航天器會產(chǎn)生多種危害，如：撞擊和污染航天器表面，造成功能表面性能退化；引起太陽電池陣性能退化與功率損失；干擾有效載荷的探測；改變航天器表面電荷分布；影響衛(wèi)星通信等。因此，有必要通過地面試驗、飛行驗證和軟件仿真等技術(shù)手段，深入了解電推進羽流與航天器之間的相互作用，對羽流效應(yīng)風(fēng)險進行評估，進而采取相應(yīng)的防護措施，以確保電推進器在航天任務(wù)中成功應(yīng)用。

1 電推進羽流對航天器的影響機理

電推進羽流會對航天器造成影響，甚至危及空間任務(wù)順利完成。電推進羽流對航天器的作用機理很復(fù)雜，本文主要關(guān)注3個和羽流相關(guān)的問題。

1.1 交換電荷離子效應(yīng)

羽流中含有高能量的帶電粒子和未電離的中性氣體成分，這些粒子間存在各種相互作用，包括電荷交換、碰撞激發(fā)與電離、復(fù)合作用等。其中電荷交換[6]是一個重要的作用過程，羽流中高能的離子與中性粒子發(fā)生電荷交換，生成了能量較高的中性粒子和低能離子。這些低能離子會在航天器表面形成“返流”，從而改變了表面電荷分布狀況。

進行電荷交換后的離子會引發(fā)航天器表面濺射與污染沉積（如圖2所示），濺射會導(dǎo)致材料（如航天器熱控涂層）性能退化，濺射物與羽流中的粒子會形成沉積污染物，對敏感器、太陽電池陣等產(chǎn)生影響。通信衛(wèi)星典型壽命周期為15 a，在長時間累積作用下，這種效應(yīng)對航天器的影響程度需要進一步研究。

圖2 交換電荷離子與航天器表面相互作用Fig.2 Interaction between charge-exchange ion and spacecraft

通常情況下，羽流中帶電粒子的特征參數(shù)沿噴射方向有明顯變化。當羽流接觸到航天器不同區(qū)域的導(dǎo)電部件時，羽流起到“短路”作用，即為不同電位的帶電體架起電流通路（如圖3）。類似的，“返流”低能離子被吸引回航天器主體結(jié)構(gòu)時也會引發(fā)這種現(xiàn)象。還有一種情況，當航天器某個部組件（如太陽電池陣）與羽流接觸，而另一個部組件與交換電荷離子接觸時，兩個存在電位差的部組件將構(gòu)成大尺度的電流回路，從而產(chǎn)生電磁干擾。

圖3 電推進羽流形成電流回路Fig.3 Short circuit current induced by plume

1.2 太陽電池陣功率損失

在研究太陽電池陣與電推進羽流相互作用時，可將羽流看作一種稠密的等離子體，電池陣將從中吸收電荷，形成寄生電流損失。GEO上的等離子體是高溫度而低密度的環(huán)境，一般在通信衛(wèi)星上產(chǎn)生的寄生電流很小，可以忽略不計。但是，如果衛(wèi)星采用了高壓太陽陣和電推進器，則羽流與電池陣相互作用產(chǎn)生的寄生電流可達mA量級，這個影響就不能不考慮了。洛克希德·馬丁公司對多顆地球同步軌道衛(wèi)星的電位監(jiān)測顯示[7]：當電推進器工作時，羽流可以有效降低航天器帶電水平。但衛(wèi)星電荷釋放并不是一個瞬態(tài)過程，通常要耗費幾十s時間。在此期間，負偏置的太陽電池陣將被浸沒在高密度的羽流等離子體環(huán)境中，從而產(chǎn)生寄生電流。通常情況下，寄生電流的測量很復(fù)雜，除了等離子體的影響之外，特別在GEO環(huán)境下還需要考慮二次電子發(fā)射、光電子發(fā)射等因素。

研究表明，損失功率的大小與等離子體特征參數(shù)、電池陣電壓及其幾何構(gòu)型密切相關(guān)。寄生電流效應(yīng)將改變太陽電池陣的有效工作點，并降低有效輸出功率。

1.3 電磁信號傳輸干擾

地面試驗已經(jīng)證實：電推進羽流環(huán)境會對電磁信號傳輸產(chǎn)生不良影響（如圖 4），特別是引起電磁信號的衰減和散射。早在20世紀90年代，俄羅斯學(xué)者曾經(jīng)提出了羽流干擾衛(wèi)星通信的問題，并利用網(wǎng)絡(luò)分析儀進行了試驗測量；日本、美國等也陸續(xù)開展了相關(guān)領(lǐng)域的數(shù)值分析和試驗研究。

圖4 電推進羽流干擾通信信號Fig.4 Communication impact by the plume

電推進羽流對電磁波的干擾包括靜態(tài)干擾和動態(tài)干擾。所謂靜態(tài)干擾是指因羽流干擾而引起電磁波發(fā)生幅度衰減（即增益降低）、相位變化和消偏振等現(xiàn)象；所謂動態(tài)干擾是指等離子體與電磁波相互作用產(chǎn)生離散的虛假調(diào)制信號。

航天器設(shè)計人員需要確保羽流對信號的干擾被控制在容許的范圍內(nèi)。當前，對信號干擾水平的控制要求[8-9]包括：由羽流引起的相位誤差被控制在幾度的量級內(nèi)；不允許出現(xiàn)電磁波消偏振（或波偏振面旋轉(zhuǎn)）現(xiàn)象；電磁波幅度不允許出現(xiàn)明顯衰減。而對離散的奇異調(diào)制信號的量化要求尚在討論中。

2 電推進羽流對航天器影響的國外研究進展

評估電推進羽流對航天器的影響是一項復(fù)雜的工程。在軌飛行應(yīng)用之前，需要通過地面模擬試驗、在軌飛行驗證和仿真分析等評價，以滿足電推進系統(tǒng)與航天器的相容性和可靠性等要求。

2.1 地面模擬試驗技術(shù)

地面模擬試驗一般在真空室內(nèi)進行。為了模擬真實的空間等離子體環(huán)境，真空室本底氣壓需控制在1.33×10-4Pa以下。模擬羽流等離子體參數(shù)包括羽流粒子成分、等離子體密度/溫度、中性氣體溫度、離子速度等。等離子體參數(shù)診斷方法可以分為介入式和非介入式兩種。

常見的介入式診斷包括 Langmuir探針、Faraday探針、遲滯電位分析儀等。Langmuir探針實際上是一根金屬裸絲，除工作端點部分外，其他部分進行絕緣處理。探針需要施加一個相對于等離子體偏置的電壓，并與某參考電極構(gòu)成回路。探針所施加的偏置電壓與回路電流構(gòu)成探針伏-安特性曲線，再依照某些理論假設(shè)對曲線進行處理，可獲得探針附近的局域等離子體參數(shù)。類似的，F(xiàn)araday探針用于診斷羽流離子通量。電極一般采用金屬鉬或其他低濺射率的材料，在其表面施加一個負偏置電壓使探針工作在伏-安特性曲線的離子飽和區(qū)，此時收集的電流即為離子電流。另外，遲滯電位分析儀也可以看作是經(jīng)過能量濾波的Faraday探針，通過一系列的偏置柵網(wǎng)來阻擋某些能量段的離子。

非介入式診斷方法包括微波干涉法、發(fā)射光譜法、激光誘導(dǎo)熒光法等。與介入式測量方法相比，其優(yōu)勢在于診斷設(shè)備對羽流等離子體的干擾較小甚至是無干擾的。如激光誘導(dǎo)熒光法是一種離子、原子速度測量的常用技術(shù)，利用激光激發(fā)離子（如氙離子）產(chǎn)生某一光學(xué)躍遷過程并發(fā)出熒光，通過收集激發(fā)態(tài)熒光可以計算局域離子速度。微波干涉法常用來測量等離子體電子密度，利用電子對電磁波產(chǎn)生相位移動獲得微波入射方向上的平均電子密度，再通過阿貝爾變化可以獲得密度的空間分布。所謂發(fā)射光譜法就是利用發(fā)射光譜儀收集羽流等離子體的譜線，通過對線狀譜的分析，可以獲得羽流成分和相對含量，譜線的展寬可用于計算電子密度，再利用碰撞輻射模型和譜線的相對強度計算等離子體電子溫度。

但是，需要特別注意的是真空室器壁產(chǎn)生的二次電子會影響羽流和磁場的構(gòu)型，同時真空室內(nèi)的中性壓強也是干擾羽流診斷的重要因素。因而，地面試驗并不能完全反映實際空間中電推進羽流與航天器作用的情況。

2.2 在軌飛行驗證技術(shù)

由于地面試驗存在的諸多不足，飛行試驗就成為必不可少的技術(shù)途徑。美國、歐洲等紛紛開展衛(wèi)星搭載電推進器并配備在軌診斷設(shè)備的方法來研究羽流與航天器相互作用。例如，法國的STENTOR通信衛(wèi)星[10]配備了4臺等離子體推進器PPS-1350和SPT-100（如圖5(a)、(b)），用于南北位置保持。

圖5 PPS-1350電推進器和SPT-100電推進器Fig.5 Electric thrusters of PPS-1350 and SPT-100

為了開展電推進系統(tǒng)GEO的飛行試驗，該衛(wèi)星配置了等離子體診斷包（PDP，如圖6所示），其中包括遲滯電位分析儀、Langmuir探針等診斷設(shè)備，用來測量粒子能量分布函數(shù)、等離子體密度、電子溫度、等離子體電位和離子通量等參數(shù)。同時，對羽流的長期監(jiān)測數(shù)據(jù)可以用來分析電推進器在不同工作點時的性能。

圖6 PDP系統(tǒng)布局示意圖Fig.6 Layout of PDP system

另外，在衛(wèi)星南側(cè)的太陽電池板上還搭載了2臺石英晶體微量天平，分別用金屬銀和二氧化硅薄膜來測量氙離子在其上的濺射與沉積率。獲得的飛行數(shù)據(jù)用來檢驗羽流模型和相互作用模型的正確性，這些真實數(shù)據(jù)也可為衛(wèi)星電推進器設(shè)計和在軌管理提供支持。

2.3 軟件仿真工具

考慮到地面模擬試驗的局限性和飛行試驗的高昂成本，建立羽流仿真模型與開展仿真分析計算已成為一種有潛力的發(fā)展方向。早在20世紀90年代起，歐、美國家就開展了羽流研究相關(guān)軟件工具的開發(fā)工作。

羽流與航天器相互作用仿真分析常用的算法為PIC-MCC方法（如圖7）。該方法利用有限數(shù)目的分子來代替羽流中的真實粒子，追蹤每個時間步長內(nèi)分子在電磁場中的運動情況，記錄它們的位置變化和速度變化，而電荷密度和電流密度可以由統(tǒng)計平均獲得。粒子碰撞過程采用直接蒙特卡羅方法，利用碰撞截面計算碰撞后分子速度和能量的改變。

圖7 PIC-MCC方法的計算流程Fig.7 Flow chart of PIC-MCC process

美國NASA開發(fā)的NASCAP-2K仿真軟件作為NASCAP/GEO的后續(xù)版本，被廣泛地應(yīng)用于地球同步軌道航天器表面帶電研究。在空間環(huán)境及效應(yīng)（SEE）計劃支持下，科學(xué)應(yīng)用國際公司（Science Applications International Corporation，SAIC）開發(fā)了一套交互式仿真計算軟件——電推進相互作用代碼[11]（Electric Propulsion Interactions Code，EPIC），作為NASCAP-2K軟件的組成部分。該軟件包含有航天器三維建模、航天器表面與電推進羽流相互作用評估等功能。EPIC用一個統(tǒng)一的交互界面集成了多種外部計算工具，例如利用流體方法模塊可以計算電推進羽流的二維擴散分布，再利用PIC模塊計算交換電荷分布等。

作為電推進羽流專用分析軟件工具，EPIC的輸入條件包括航天器幾何結(jié)構(gòu)和表面材料、推進器位置和羽流參數(shù)、仿真對象參數(shù)（比如濺射系數(shù)、軌道參數(shù)、推進器工作時間等）?？梢垣@得的結(jié)果包括：空間中電推進羽流輪廓線，航天器表面相互作用（如表面腐蝕、加熱等），沿表面一維分布圖（如太陽電池陣腐蝕深度隨電池陣與推進器之間距離的分布關(guān)系）等。

EPIC開發(fā)人員還與噴氣推進實驗室合作，將“深空一號”離子推進器的飛行試驗結(jié)果與EPIC仿真結(jié)果進行比對，數(shù)據(jù)吻合良好。飛行試驗與仿真計算結(jié)果均證實了推進器交換電荷等離子體在空間的密度遠小于真空室模擬試驗測得的密度。

法國阿爾卡特宇航公司早在1994年就開始致力于羽流與航天器表面相互作用的研究工作。隨著研究的不斷深入，該公司通過國際合作開發(fā)了一系列仿真預(yù)示軟件[12]。這些軟件都是基于理論方法和實測數(shù)據(jù)而開發(fā)的，并經(jīng)歷了飛行試驗數(shù)據(jù)的修正，能夠用來評估羽流對航天器的影響。其主要功能包括計算航天器動力學(xué)效應(yīng)、航天器局域范圍內(nèi)的粒子密度、濺射與誘導(dǎo)污染效應(yīng)、等離子體對通信信號干擾作用等。

其他有關(guān)的軟件工具還有“等離子體推進器相互作用”（Interaction Spacecraft Propulsion，ISP）軟件和“人工等離子體環(huán)境靜電充電”（Electro Static Charging in Artificial Plasma Environment，ESCAPE）軟件。ISP是課題組與俄羅斯莫斯科飛行研究所合作開發(fā)的軟件，用于評估電推進羽流效應(yīng)。ESCAPE是課題組與莫斯科應(yīng)用力學(xué)與電動力學(xué)研究所合作開發(fā)的軟件，用于計算GEO電推進等離子體引起的表面電荷和航天器電位變化，其主要輸入條件除了航天器的幾何結(jié)構(gòu)、表面材料性質(zhì)、GEO環(huán)境參數(shù)等之外，還有推進器位置、羽流的方向、粒子的角度和速度以及電流密度分布。輸出結(jié)果包括：表面電位和表面單位電場隨時間的變化，表面單位電流（各種粒子流）密度隨時間的變化，表面電位和電場強度的三維顯示，電推進發(fā)射的電子和離子軌跡等。

3 結(jié)論及建議

美國、歐空局、俄羅斯和日本等航天大國或機構(gòu)的經(jīng)驗表明：了解電推進羽流與航天器相互作用的機理，并對其帶來的風(fēng)險程度進行全面評估，是確保電推進器在航天任務(wù)中成功應(yīng)用的前提條件。國外除了開展地面模擬試驗之外，還開展了大量的空間飛行試驗，如洛克希德·馬丁公司在商用衛(wèi)星上搭載了表面電位監(jiān)測儀等監(jiān)測設(shè)備，實時監(jiān)測電推進器工作對衛(wèi)星表面電位的影響。同時，開發(fā)了相應(yīng)的軟件仿真工具，為衛(wèi)星設(shè)計者進行電推進器設(shè)計和布局并控制航天器羽流效應(yīng)風(fēng)險提供了支持?？紤]到目前研究現(xiàn)狀，國內(nèi)急需開展以下兩方面的研究工作：

1）配合地面模擬試驗和空間飛行試驗，建立電推進羽流與航天器相互作用仿真分析軟件

根據(jù)美國NASA、法國阿爾卡特宇航公司的研發(fā)經(jīng)驗，仿真軟件開發(fā)過程中可以廣泛地通過國內(nèi)、國際合作，充分利用空間物理和等離子體材料領(lǐng)域的研究成果（如PIC/MCC模型）或利用歐空局的“航天器等離子體相互作用軟件”（Spacecraft Plasma Interaction Software，SPIS）開發(fā)羽流與航天器相互作用分析工具。同時，還應(yīng)利用衛(wèi)星搭載飛行試驗數(shù)據(jù)不斷修正和完善計算模型，使其更加準確和方便。

2）開展電推進系統(tǒng)的空間環(huán)境適應(yīng)性研究

需要特別指出的是，電推進器的應(yīng)用除了要考慮電推進羽流與航天器的相容性之外，還需要關(guān)注電推進系統(tǒng)本身的空間環(huán)境適應(yīng)能力。對SMART-1航天器在軌發(fā)生多次異常關(guān)機事件進行故障分析，結(jié)果表明：異常是由電源處理模塊（Power Processing Unit，PPU）中光電耦合器件的單粒子瞬時效應(yīng)（Single Event Transient，SET）引起的。洛克希德·馬丁公司 Dave Chennette于 2006年3月4日在美國國會作書面報告時明確指出，電推進系統(tǒng)對于高能電子環(huán)境引起的輻射效應(yīng)非常敏感，因此，在發(fā)生高能電子增強事件期間禁止使用電推進手段執(zhí)行位置保持的操作。這表明，還需要結(jié)合電推進系統(tǒng)自身的功能特點開展空間環(huán)境適應(yīng)性的研究工作，以確保其在空間環(huán)境下運行的可靠性。

（References）

[1]Pencil E J.Recent electric propulsion development activities for NASA science mission[C]// IEEE Aerospace Conference, 2009

[2]Dudzinski L A, Pencil E J.Electric propulsion requirements and mission analysis under NASA’s in-space propulsion technology project[C]//30thInternational Electric Propulsion Conference, 2007

[3]Kimiya Komurasaki, Hitoshi Kuninaka.Overview of electric propulsion activities in Japan, AIAA 2007-5166[R]

[4]Rayman M D, Varghese P.Results from the Deep Space 1 technology validation mission[J].Acta Astronautica,2000, 47： 475-487

[5]Markelov G, Gengembre E.Modeling of plasma flow around SMART-1 spacecraft[J].IEEE Transactions on Plasma Science, 2006, 34(5)

[6]Tajmar M.Electric propulsion plasma simulations and influence on spacecraft charging[J].Journal of Spacecraft and Rockets, 2002, 39(6)

[7]Likar J J.Interaction of charged spacecraft with electric propulsion plume： on orbit data and ground test results[J].IEEE Transactions on Nuclear Science, 2006, 53(6)

[8]Dickens J C.Communications impact of Hall effect plasma thrusters[D].UMI Dissertation Services, 1995

[9]Hallock G, Wiley J .Analysis of microwave communication signal degradation induced by thruster plumes[C]//40thJoint Propulsion Conference and Exhibit, 2004

[10]Capacci M, Matticari G, Noci G, et al.An electric propulsion diagnostic package for the characterization of the plasma thruster/ spacecraft interactions on STENTOR satellite, AIAA 99-2277[R]

[11]Mikellides I, Kuharski R, Mandell M, et al.Assessment of spacecraft systems integration use the electric propulsion interactions code(EPIC), AIAA 2002-3667[R]

[12]Sylvie Brosse, Sebastien Clerc, Veronique Perrin.Numerical simulations developed at Alcatel Alenia Space for electric propulsion effects on satellite[C]//The 29thInternational Electric Propulsion Conference, 2005-10